本发明关于空气动力翼的研究，尤其指在结构动力测试期间，用以使航空器翼颤动的装置。 航空器的飞行颤动及结构动力试验，除由驾驶员使用自由扰流或“拍击”外，常需要一种激励结构的方法。若飞行控制作动器对相关的频率范围有足够的输出，航空器控制表面就能提供此种激励。因飞行控制作动器通常并非设计成进行高频操作，所以常使用某种型式的外界激励器系统，两种主要类型的激励器为惯性式的和空气动力式的。
惯性激励器系由一液压发动机或电动机来驱动不平衡质量，这种激励器的主要缺点是尺寸太大，太笨重。因而需使用大电动机来驱动这种惯性激励器的大质量。
空气动力激励器是靠俯仰振动来获得所需激励力的外面升力面。翼的小表面上的空气动力轮叶足够产生飞行颤动试验所需要的动力。一般说来，因要克服空气动力及惯性载荷所需要地动力相对较大，故需要用液力作动。这种液力要求使在装设这种系统时增加相当大的复杂性，因而成本非常昂贵。
1971年1月5日授于Grosser的美国专利第3552192号是关于旋转式激励装置。在这种颤动激励器系统中，旋转空气动力轮叶是安装在航空器翼或水平稳定器外端的表面附近且垂直于飞行方向。格劳塞（Grosser）式激励装置包括以定速沿其中弦轴旋转的轮叶。因旋转轮叶的弦向压力中心在各旋转周期中随着轮叶角的位置而变化，驱动系经所需要的扭矩及动力就成为实施格劳塞式颤动激励器系统构想的主要障碍。
因此，在先有技术中仍存在下述问题，即其尚未能提供一种给在航空器现有的液力或电力系统上加上微小动力要求的颤动激励器系统。同时，先有技术也未能制造一种完全自给的颤动激励器设备，它可简易地安装在航空器上任何合适的硬点（hard point）。
本发明可概括为具有极小动力要求的电力驱动的比较简易的空气动力颤动激励器。在低速风洞试验中，本发明颤动激励器的性能特征表明：虽然颤动激励器发出的力相当于同等尺寸振动轮叶型颤动激励器的能力，本发明的动力要求却小于振动轮叶型颤动激励器的动力要求。因此，由于此低输入动力的要求，可使用由航空器上的直流电系统或由可充电电池组供电的小型电动机。
因此，本发明主要的目的在于提供自给式颤动激励器，它可安装在航空器上任何合适的硬点上，而安装难度和成本均很小。
本发明的又一目的是提供一种颤动激励器系经来替代现行飞行的试验方法，现行方法采用大气扰流作激励媒介，故可以避免依赖经常使昂贵计划无端推迟的大自然的不确定性。
本发明的另一目的是提供一种外挂结构颤动激励器系统，它可安装成重复使用，以试验各类研究用的航空器。
本发明的又一目的是提供一种航空器模型在风洞中作结构动力试验期间能诱发颤动的装置。
与先有技术相比，本发明的一个主要优点是所需的低输入功率可产生较高量级的动态激励力。
本发明的这一优点和其它特征可通过所附的优选实施例的详细描述并参照附图的简单说明而更清楚。
图1是本发明第一实施例颤动激励器的透视图，它具有沿固定轮叶的后缘的旋转有槽圆筒;
图2是第一实施例颤动激励器的顶视图，其另件剖开以显示出旋转襟翼驱动设备及槽开口机构;
图3是沿图2中线3-3所剖开的第一实施例颤动激励器的剖视图;
图4 A是本发明第二实施例颤动激励器的透视图，并表示出沿航空器后缘安装的旋转有槽圆筒;以及
图4 B系本发明颤动激励器第三实施例的透视图，并表示出安装在航空器翼或尾表面上的旋转有槽圆筒。
图1 表示可装在风洞中试验的模型或在大气中试验的真正航空器上的颤动激励器系统的主要部件。基板10上有一荚囊12，在其上固定轮叶14，以悬臂方式安装在风洞模型或全尺寸航空器的翼顶或尾翼上。
如图2所示，基本颤动激励器设备包括旋转有槽外圆筒16和旋转有槽内圆筒20，它们都位于固定轮叶14的后缘。对称地与圆筒16和20的相对象限对准的两个翼展槽18允许气流穿过其间，这样，当圆筒16和20一起旋转时，在每个旋转周期期间，气流被二次上下引导。由于圆筒16和20以均匀的或缓慢的变化速率一起旋转，通常伴随振动后缘控制表面而产生的惯性负荷不致出现。而且，因作用于圆筒16和20相对扇形部位的空气动力倾向于相互抵销，所以由于控制表面挠曲所致的旋转襟翼的空气动力铰接力矩基本上为零。因此，传统振动轮叶系统消耗动力的两个主要来源，即惯性及空气动力铰接力矩，在本发明的颤动激励器中事实上已经消除。
图2进一步表示用以遥控式改变翼展槽18开口面积的机构。槽18的开口面积用于使气流穿过，于是动态激励则取决于两个同心有槽圆筒16和20之间的角度关系。
如图3所示，内圆筒20可独立于外圆筒16而旋转。当外圆筒16和内圆筒20边缘间的夹角θ为零时，固定轮叶14后缘处的槽18完全敞开，而当角θ为90°时，则完全关闭。换言之，仅在要改变槽18的开口大小调整由颤动激励器所引起的振动振幅时，内圆筒20才独立旋转。
再参见图2，外圆筒16由变速直流电动机24通过斜齿轮22驱动，内圆筒20则连接于并借助于花键轴26而与外圆筒16一起旋转。轴26通过销28由外圆筒16驱动，销28从花键轴26突出，穿入外圆筒16右端轴环32的槽30中。因此，如果花键轴26轴向移动，轴26亦将以所谓“扬基螺丝起子”（yankee Screwdriver）方式相对于轴环32旋转-θ角，此角取决于槽30的槽柜。在图2中槽30虽然好象是直线，但事实上是绕轴环32的圆柱部分螺旋延伸的。由于内圆筒20连接于花键轴26，所以也将随同外圆筒16以相对于外圆筒相同的角度θ而连续旋转。花键轴26的轴向位置可由齿条34和第二电动机（图中未示出）所带动的小齿轮36而移动。
除控制动态力幅度外，通过使用连接于第一电动机24及第二电动机（图中未示出）上的传统电子相位控制电路（图中未示出），就可使两组或更多组本发明颤动激励器相互以同相或180°反向驱动，以强化对称或反对称振型。
图4A和4B表示本发明颤动激励器的另外两个实施例。例如，升力面44是航空器或风洞模型的翼或尾翼，具有翼展开口槽48的任一旋转圆筒46，它们装在升力面44的选定位置，如沿图4A的后缘或在图4B的上表面上。每个旋转外圆筒46都含图2所示的旋转内圆筒20。在图4A和4B所示后缘和上表面的两个例子中，动态激励力由跨越升力面44本身的压力变化所诱发，而不是跨越由图1至图3所示的基板10，也不是安装在升力面44或尾翼顶端独立的固定轮叶诱发的。然而，图4B的实施例亦可装在翼的下表面，在水平尾翼的上或下表面或垂直尾部的侧面。
本发明颤动激励器的操作可简述如下。激励频率可由电控制即图2中的第一电动机24的转速而获得变化。促进图3，激励力振幅可由连接于第二电动机（图中未示出）的电装置（图中未示出）予以遥控，亦可单独将内圆筒20旋转至一选定角θ，以改变外圆筒16中槽18的开口而给予机械式预设控制。在使用图1.4A及4B所示任一实施例的风洞试验的航空器模型结构中，气流穿过圆筒16或46的槽18或48，并进行再引导，从而使航空器模型结构颤动。然后用各种传统仪器（图中未示出）来测量航空器结构所产生的振动或颤动量。
在使用图1、4A及4B所示任一实施例时，在大气中进行试验的真正航空器的情形下，飞机首先必须达到适合于试验的飞行。例如，驾驶员可寻求水平稳定飞行，然后，驾驶员或技术员可由调整第一电动机24的转速而遥控颤动激励器的操作以控制两个同心圆筒16和20的旋转频率，并调整槽18或48的开口大小来控制激励力的振幅。然后用航空器上传统的仪器组（图中未示出）来记录下翼44或尾翼上所激起的动态响应的测量值。
本发明颤动激励器空气动力性能及动力需求已经在风洞中低速和低雷诺数的二维空间固定轮叶14模型上证实，它比先有的颤动激励器装置更令人满意。举个例子，在轮叶弦大约为旋转圆筒16的直径的四倍时，随着圆筒16的位置的改变，升力将发生最大的改变。此情况下最大升力系数变化为±0.35。因此，在时速约500哩时，此升力系数将可在每平方英尺面积（轮叶加襟翼）上产生约±300磅的动态升力。
上述优选实施例仅作示例用。熟悉航空科学的人们在阅读本说明书后一定可容易地作出各种修改。因而，精确的结构及操作并非限于上面所示和所述的内容，而应由下述权利要求所确定。